涡轴发动机动力涡轮转子动力特性研究

应用有限元方法建立了某新型涡轴发动机动力涡轮转子动力特性的计算模型,对转子在不同情况下的动力特性——临界转速、振型和不平衡响应分别进行了系统的计算分析,得到了转子的前5阶临界转速、前5阶主振型和前两阶不平衡响应曲线,并计算了平衡卡箍对转子动力特性的影响。试验表明:计算模型能真实反映转子的动力特性。研究结果为转子的后续高速动平衡试验提供了参考和依据。      

一种估算测扭基准轴不平衡量的试验方法

对涡轴发动机动力涡轮转子测扭基准轴的不平衡量进行了研究,提出了一种通过高速动平衡试验估算出测扭基准轴不平衡量的试验方法.结果表明测扭基准轴的不平衡量虽然不是转子高速动平衡的决定性因素,但影响到传动轴的动平衡.因此,控制测扭基准轴的不平衡量仍然是有必要的.最终提出一些合理的建议.     

双侧进气突扩燃烧室流场数值模拟

采用有限体积法和SIMPLE算法对冲压发动机突扩燃烧室流场进行了数值模拟,湍流模型采用标准二方程湍流模型,燃烧模型采用EDM模型。给出了流场中速度、速度流函数、湍流强度以及温度的分布。分析了流场特征,并与无燃烧状态下的流场进行了比较。     

转子高速动平衡技术在涡轴发动机整机减振中的作用

完成了动力涡轮转子平衡破坏后的重新高速动平衡试验 ,效果良好。对动力涡轮转子平衡破坏后及重新高速动平衡后的涡轴发动机在整机台架试车中的整机振动进行了测量和分析 ,结果表明 :动力涡轮转子的高速动平衡对减小涡轴发动机的整机振动有显著效果。柔性转子的高速动平衡技术在涡轴发动机整机减振中有着十分重要的作用      

卫星推进系统发动机启动过程数值仿真

以一维管道瞬变流理论和特征线方法为基础,建立了仿真系统部件流体动力学模型。计算方法采用带内插的特征线方法和四阶龙格库塔法。对燃烧室模型,考虑燃烧时滞的影响,计算了卫星推进系统发动机在启动过程中各参数的变化。仿真结果与卫星推进系统热试车试验结果基本吻合。结果表明计算模型较好地描述了发动机启动过程中的水击和管流振荡现象,采用的仿真方法符合精度要求,在工程上可为卫星推进系统的设计与试验提供指导。      

某型航空发动机涡轮叶片和轮盘榫齿裂纹故障力学分析

针对某型航空发动机发生的涡轮转子叶片和轮盘榫齿裂纹故障,应用大型结构分析程序Ansys对该叶片和轮盘进行了接触应力、振动特性及低循环疲劳寿命的计算分析,并针对各种可能的公差组合对榫头和榫齿喉部应力的影响进行了分析;根据计算结果找出并分析了故障发生的原因。     

动量比对涡轮叶片气膜孔流量系数的影响

采用放大的叶片模型，利用大尺寸低速线性叶栅风洞进行实验，测量了涡轮工作叶片表面不同位置处6排气膜孔的流量系数，研究了不同吹风比、密度比和雷诺数对流量系数的影响。结果表明：（1）用二次流与主流的动量比来描述气膜孔流量系数的变化规律较为恰当。该参数可以综合吹风比和密度比的影响；（2）气膜孔流量系数随动量比的增大而增加，在小动量比下，影响尤为明显；（3）叶片表面不同位置处气膜孔的流量系数有较大的差别。表明气膜孔出口处的流动状态对流量系数有较大的影响。     

IET短周期涡轮实验台

本文介绍了中国科学院工程热物理研究所（IED最新建成的暂冲式短周期涡轮实验台的装置结构和关键设备的研制原理及性能，描述了短周期涡轮实验过程、实验台的控制系统和测试系统，展示了本实验台的部分标志性实验结果。实验结果表明：实验台的建造是成功的，充分体现了短周期实验的长处，对验证和发展涡轮的设计与计算具有实际应用价值。     

某高压涡轮整体叶盘破裂转速计算方法及试验验证

轮盘的一个重要设计准则是防止其破裂。本文介绍了某高压涡轮整体叶盘破裂转速的计算方法和试验验证。根据试验结果对整体叶盘破裂转速的计算方法进行了验证，反推并验证了该高压涡轮整体叶盘的材料利用系数。该研究成果可供工程设计人员参考。     

航空发动机燃烧室外机匣瞬态动力分析

瞬态动力分析是确定随时间变化载荷作用下的结构响应的技术分析,输入数据作为时间函数的载荷,输出数据是随时间变化的位移和其它导出量,如应力和应变 [1].燃烧室外机匣是发动机承力和混合传力的重要部件,承受各种动态载荷,分析其瞬态振动位移及应力应变的变化很有必要.采用UG建模和ANSYS有限元分析相结合的方法对航空发动机燃烧室外机匣进行瞬态动力分析.结果显示,该方法是有效的.